[發(fā)明專利]一種飛翼無人機(jī)多舵面鏈?zhǔn)街苯涌刂品峙渑c重構(gòu)方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202011290425.2
• 申請日: 2020-11-18
• 公開（公告）號: CN112487551A
• 公開（公告）日: 2021-03-12
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 李春濤;蘇子康;徐忠楠;李雪兵;解明揚(yáng);趙振根
• 申請（專利權(quán)）人: 南京航空航天大學(xué)
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F111/04;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 南京瑞弘專利商標(biāo)事務(wù)所(普通合伙) 32249
• 代理人: 吳旭

1.一種飛翼無人機(jī)多舵面鏈?zhǔn)街苯涌刂品峙渑c重構(gòu)方法，其特征在于，包括如下步驟：

步驟1：根據(jù)無人機(jī)已知的氣動數(shù)據(jù)以及發(fā)動機(jī)數(shù)據(jù)，應(yīng)用牛頓剛體動力學(xué)理論建立無人機(jī)角動力學(xué)模型；

步驟2：根據(jù)步驟1中無人機(jī)角動力學(xué)模型，分析系統(tǒng)舵面的操縱效率以及操縱耦合，根據(jù)操縱品質(zhì)劃分舵面等級；

步驟3：處理系統(tǒng)內(nèi)存在約束，采用離散方法將速度約束問題轉(zhuǎn)為一個采樣周期內(nèi)的位置約束問題，整合系統(tǒng)位置約束與速度約束；

步驟4：結(jié)合步驟2中系統(tǒng)舵面分級和步驟3中系統(tǒng)約束，設(shè)計(jì)鏈?zhǔn)娇刂品峙湎到y(tǒng)結(jié)構(gòu)，采用直接分配法優(yōu)化鏈?zhǔn)椒峙渲袑γ恳患壙刂屏康那笕。瑢?shí)現(xiàn)系統(tǒng)角動量控制指令的分配；

步驟5：根據(jù)步驟4的鏈?zhǔn)街苯涌刂品峙浞椒ǎ瑢⒖刂浦貥?gòu)問題轉(zhuǎn)換為故障模式下的控制分配問題，實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)控制重構(gòu)。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼無人機(jī)多舵面鏈?zhǔn)街苯涌刂品峙渑c重構(gòu)方法，其特征在于，所述無人機(jī)為面對稱布局的剛體，質(zhì)量為定常數(shù)，其幾何形狀與質(zhì)量分布均相對于機(jī)體坐標(biāo)系Ox_bz_b平面對稱，慣性積I_xy＝I_zy＝0；所述步驟1中，應(yīng)用牛頓剛體動力學(xué)理論得到系統(tǒng)角動力學(xué)模型：

其中，l_,M_,N為無人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系三軸力矩分量，p,q,r為無人機(jī)繞機(jī)體坐標(biāo)系三軸的角速度，I_x,I_y,I_z為機(jī)體坐標(biāo)系三軸轉(zhuǎn)動慣量，I_zx為機(jī)體坐標(biāo)系x,z軸間慣性積。

3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的飛翼無人機(jī)多舵面鏈?zhǔn)街苯涌刂品峙渑c重構(gòu)方法，其特征在于，所述步驟2包括如下具體步驟：

步驟21：飛機(jī)以一定側(cè)滑角飛行時，相應(yīng)產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩l_β與副翼出舵量平衡，即

l_β+l_Ail+l_補(bǔ)償+l_{發(fā)動機(jī)}＝0

結(jié)合步驟1中角動力學(xué)模型求出一定側(cè)滑角下所需的副翼出舵量，在飛行包線內(nèi)設(shè)置系統(tǒng)馬赫數(shù)及迎角，根據(jù)各對稱舵面平衡單位側(cè)滑角產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩所需的副翼出舵量獲取滾轉(zhuǎn)通道操縱效率；

式中，l_β為產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩，l_Ail為副翼出舵產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩，l_補(bǔ)償為氣動力由于氣動焦點(diǎn)與重心不重合而產(chǎn)生的補(bǔ)償滾轉(zhuǎn)力矩，l_{發(fā)動機(jī)}為發(fā)動機(jī)推力左右不對稱產(chǎn)生的滾轉(zhuǎn)力矩；

步驟22：飛機(jī)以一定迎角α飛行時，相應(yīng)產(chǎn)生的俯仰力矩M_α與升降舵出舵量平衡，即

M_α+M_Ele+M_補(bǔ)償+M_{發(fā)動機(jī)}＝0

結(jié)合步驟1中角動力學(xué)模型求出一定迎角下所需的升降舵出舵量，在飛行包線內(nèi)設(shè)置系統(tǒng)馬赫數(shù)，根據(jù)各對稱舵面平衡單位迎角產(chǎn)生的俯仰力矩所需的升降舵出舵量獲取俯仰通道操縱效率；

式中，M_α為產(chǎn)生的俯仰力矩，M_Ele為升降舵出舵產(chǎn)生的俯仰力矩，M_補(bǔ)償為氣動力由于氣動焦點(diǎn)與重心不重合而產(chǎn)生的補(bǔ)償俯仰力矩，M_{發(fā)動機(jī)}為發(fā)動機(jī)推力線不過重心產(chǎn)生的俯仰力矩；

步驟23：根據(jù)無人機(jī)在空中所受氣動力矩、氣動參考重心與重心不重合產(chǎn)生的補(bǔ)償力矩得到力矩方程組：

代入步驟1中系統(tǒng)角動力學(xué)模型得到系統(tǒng)狀態(tài)與控制輸入向量U^T＝[C_lδ,C_Mδ,C_Nδ,δ_T]的非線性關(guān)系；

其中，l_,M_,N為無人機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系三軸力矩分量，D,Y,L分別為無人機(jī)所受的阻力、側(cè)力和升力，l_A,M_A,N_A為無人機(jī)所受的氣動力矩，l_x,l_y,l_z為無人機(jī)氣動參考重心在機(jī)體坐標(biāo)系上的矢量坐標(biāo)，C_lδ,C_Mδ,C_Nδ為所需的由操縱面偏轉(zhuǎn)產(chǎn)生的三軸力矩系數(shù)，δ_T為發(fā)動機(jī)油門開度；

步驟24：依據(jù)各舵面動作下對應(yīng)力矩系數(shù)增量的變化分析通道間的操縱耦合，按照不同飛行任務(wù)對操縱面配置的需求，將操縱面按照操縱效率的高低進(jìn)行分級。